Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата



Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата
Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата
Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2445480:

ЕВРОКОПТЕР ДОЙЧЛАНД ГмбХ (DE)

Изобретение относится к устройству для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата. Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю, содержащему воздушный входной канал (4), который проходит между внешней поверхностью (5) летательного аппарата и двигателем (3а, 3b), расположенным во внутренней области, причем воздушный входной канал (4) начинается от воздушных входных отверстий (2а, 2b), расположенных в области внешней поверхности (5), при этом с целью реализации концепции двухпутевого воздушного потока, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) ведет из другой точки на внешней поверхности (5) к двигателю (3а, 3b), причем дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b) содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент (9а, 9b) крышки входного отверстия, кроме того, подача воздуха к двигателю (3а, 3b) в случае блокировки в воздушном входном отверстии (2а, 2b) переключается на дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') в соответствии с устройством управления. Изобретение позволяет простыми техническими средствами обеспечить минимальный износ двигателя. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, содержащему входной канал первичного воздуха, который проходит между внешней поверхностью летательного аппарата и воздушным входным отверстием двигателя, который расположен во внутренней части, причем входной канал первичного воздуха в области внешней поверхности содержит фильтрующий элемент крышки входного отверстия.

Область применения настоящего изобретения относится, главным образом, к летательному аппарату в виде вертолетов. Для приведения во вращение несущего винта двигатель размещен в секции вертолета. Двигатель сконструирован как двигатель внутреннего сгорания, который принимает воздух, который требуется для горения, из окружающей среды. Для этой цели устройство, соответствующее настоящему изобретению, для подачи воздуха для горения расположено между двигателем и входным воздушным отверстием секции вертолета.

Базовое устройство известно из патента WO 2007/090011 А2. Оно содержит воздушный входной канал, который проходит между внешней поверхностью вертолета и двигателем, который расположен внутри, причем воздушный входной канал содержит фильтрующий элемент крышки входного отверстия, который расположен заподлицо с внешней поверхностью вертолета. В этой конструкции фильтрующий элемент крышки входного отверстия следует контуру внешней поверхности и содержит сменный плоский корпус фильтра, который удерживается посредством замкнутой соединительной рамы, полученной из металла, и который на обеих сторонах содержит защитную решетку. Фильтрующий элемент крышки входного отверстия фильтрует воздух, поступающий из окружающей среды, который потребляется двигателем, для предотвращения проникновения посторонних предметов и частиц грязи в двигатель по воздушному входному каналу. Через некоторый период времени корпус фильтра фильтрующего элемента крышки входного отверстия обычно блокируется и требует очистки.

После этого он может снова быть размещен в соединительной раме. Соединительную раму используют для гарантии требуемой конфигурации корпуса фильтра и, таким образом, его функционирования даже при высоких скоростях потока (расхода) воздуха из окружающей среды.

При реализации фильтрующего элемента крышки входного отверстия для двигателей, предохраняемых по причинам, связанным с надежностью, всегда необходимо гарантировать, чтобы обледенение на корпусах фильтров и в воздушном входном канале поддерживалось в допустимых пределах. Установка фильтрующего элемент крышки входного отверстия, который используют для предотвращения преждевременного износа двигателя в результате эрозии, всегда является далеко идущим вмешательством в концепцию воздушного входного канала. Как правило, только один воздушный входной канал будет доступен для подачи воздуха для горения к двигателю. В таком одном входном воздушном канале двигателя потери рабочих характеристик вследствие потери давления в результате установки корпуса фильтра выше по технологической цепочке практически будут неизбежными. В частности, особенно опасные состояния возникают, когда обледенение корпуса фильтра приводит в результате к полной непроницаемости воздуха.

В патенте US 4190217 описано устройство для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, в котором вышеупомянутая проблема решается в том отношении, что в области фильтрующего элемента крышки входного отверстия предусмотрен дополнительный впускной клапан. Если фильтрующий элемент крышки входного отверстия засорен, то этот впускной клапан открывается для приведения к возникновению воздушного потока замены, который, однако, в таком случае не будет фильтроваться, к двигателю. Однако эта крайняя мера связана с недостатком в том отношении, что износ двигателя не может быть предотвращен. Если возникает вышеупомянутая аварийная ситуация и если в то же самое время воздух из окружающей среды сильно загрязнен крупными частицами грязи, то аварийный режим может непосредственно привести к ситуации, в которой двигатель подвергается значительному повреждению.

Из предшествующего уровня техники также известно, что вместо обеспечения впускного клапана, который расположен за впускным фильтрующим элементом, обеспечивается такая конструкция фильтрующего элемента, чтобы он опрокидывался, так что зазор, образующийся между указанным фильтрующим элементом и внешней поверхностью, делает возможным аварийную подачу нефильтрованного воздуха для горения. Чаще всего это в результате приводит к большим потерям впуска к двигателю. Поскольку всегда необходимо гарантировать, что доступные летно-технические характеристики превышают максимальную массу вертолета, эта потеря впуска является ограничивающим фактором.

Таким образом, объектом настоящего изобретения является создание эффективного устройства для подачи воздуха для горения к двигателю летательного аппарата, причем устройство простыми техническими средствами гарантирует минимальный износ двигателя, тогда как в аварийном режиме, тем не менее, обеспечивает адекватную подачу воздуха.

Эту задачу решают на основе устройства, соответствующего отличительной части пункта 1 формулы изобретения в связи с его отличительными элементами. Последующие зависимые пункты формулы изобретения описывают выгодные усовершенствования настоящего изобретения.

Настоящее изобретение включает в себя техническое описание, в соответствии с которым для реализации концепции двухпутевого воздушного потока предусмотрен, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал, который ведет из другой точки на внешней поверхности к области воздушного входного отверстия, причем воздушный входной канал содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия, при этом подача к двигателю в случае блокировки во входном канале первичного воздуха переключается к дополнительному воздушному входному каналу в соответствии с устройством управления.

Решение, соответствующее настоящему изобретению, обеспечивает преимущество, в частности, в виде дополнительного воздушного входного канала, другими словами, резервного воздушного входного канала, который может содержать фильтрующий элемент крышки входного отверстия, подобно входному каналу первичного воздуха, при этом в случае аварийной ситуации адекватное количество воздуха для горения может достигать двигателя. Эта мера улучшает надежность функционирования вертолета, поскольку рабочие характеристики двигателя гарантируются в каждом случае. Для реализации меры, соответствующей настоящему изобретению, необходимо только закрепить дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия в соответствующем положении на внешней поверхности секции летательного аппарата и соединить его с воздушным входным отверстием двигателя посредством воздушного входного канала.

В соответствии с мерой, которая улучшает настоящее изобретение, предлагается, чтобы устройство управления для переключения подачи воздуха открывало соответствующий впускной клапан в виде, по меньшей мере, одного дополнительного воздушного входного канала. В этой конструкции впускной клапан может быть расположен в области между воздушным входным каналом и воздушным входным отверстием двигателя. С одной стороны, возможно проектирование устройства управления для переключения в качестве автоматического электронного устройства управления так, чтобы, как только датчик детектирует блокировку в фильтрующем элементе крышки входного отверстия, указанное устройство управления автоматически открывало впускной клапан для дополнительного воздушного входного канала. С другой стороны можно также только передавать сигнал ситуации блокировки в кабину летательного аппарата так, чтобы пилот мог открыть впускной клапан дополнительного воздушного входного канала путем ручного вмешательства.

Впускной клапан может быть сконструирован в соответствии со следующими альтернативными вариантами осуществления.

Предлагается, чтобы впускной клапан двигался вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлического цилиндра или электрического линейного привода между открытым положением и закрытым положением, как плоский золотниковый клапан. Эта конструкция показала себя особенно надежной и могла быть реализована простыми техническими средствами. В качестве альтернативы этому предложению предлагается, чтобы впускной клапан крепился с возможностью поворота на шарнире. Такая конструкция особенно пригодна в тех случаях, где ограничено пространство. Однако шарнирный впускной клапан должен быть размещен так, чтобы он открывался в направлении потока воздуха для горения для поддерживания открытого состояния благодаря всасывающему эффекту двигателя.

В соответствии с дополнительной мерой, которая улучшает настоящее изобретение, предлагается, чтобы блокировка входного канала первичного воздуха определялась посредством датчика давления, который размещен в определенном положении и который соединен с электронным устройством управления, причем датчик давления может быть расположен в области воздушного входного отверстия двигателя. Любое увеличение засорения фильтрующего элемента крышки входного отверстия до блокировки воздушного потока приводит в результате к падению давления в воздушном входном канале ниже по технологической цепочке, причем падение давления может быть определено посредством датчика давления. Это значение может быть сравнено в электронном устройстве управления с определенным пороговым значением давления, которое было установлено в указанном устройстве управления. Как только заданное пороговое значение давления было достигнуто, имеет место передача сигнала для выполнения соединения дополнительного воздушного входного канала. В автоматическом варианте последующее соединение имеет место автоматически. Вместо обеспечения датчика давления, который сконструирован в виде датчика абсолютного давления, можно использовать дифференциальный датчик давления для вышеупомянутой цели, причем дифференциальный датчик давления осуществляет текущий контроль перепада давлений между воздушным входным каналом и окружающей средой, и как только определенный перепад давлений был достигнут, то в соответствии с настоящим изобретением подаются сигналы и/или инициируется переключение. Ручное или автоматическое соединение второго воздушного канала также может быть осуществлено комбинированным образом в зависимости от рабочего состояния. Если до полного засорения фильтрующего элемента крышки входного отверстия дополнительно соединяется второй входной канал, то поток воздуха, проходящий вокруг летательного аппарата, гарантирует, что имеется отрицательное давление, и подача воздуха по альтернативному маршруту гарантирует, что имеется положительное давление у фильтрующего элемента крышки входного отверстия, которое вызывает восстановительный эффект как результат изменения в направлении воздуха.

Поскольку представляет интерес конструкция воздушного входного канала, возможны также альтернативные варианты осуществления настоящего изобретения.

В качестве предпочтительного варианта осуществления предлагается, чтобы два дополнительных воздушных входных канала, каждый с соответствующим концевым фильтрующим элементом крышки входного отверстия, были расположены друг против друга на обеих продольных сторонах внешней поверхности, причем продольные стороны проходят вдоль всего летательного аппарата. Такая конструкция особенно пригодна в случае меньших вертолетов, поскольку боковые поверхности секции двигателя, как правило, обеспечивают достаточно места для размещения дополнительных фильтрующих элементов крышки входного отверстия. Кроме того, такая конструкция и размещение обеспечивает возможность довольно коротких воздушных входных каналов к двигателю. В такой конструкции воздушные входные каналы могут быть разъемно соединены с противопожарной перегородкой, которая с целью безопасности предпочтительно непосредственно соединена с двигателем, что минимизирует расходы на установку.

В соответствии с еще одним другим вариантом осуществления, который пригоден, в частности, для больших вертолетов, один дополнительный воздушный входной канал для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом крышки входного отверстия размещен в верхней части внешней поверхности вертолета. В частности, область внешней поверхности, которая непосредственно прилегает к выходящему валу несущего винта, пригодна в качестве точки выхода этого дополнительного отдельного воздушного входного канала.

Безусловно, представляется также возможным комбинирование двух вышеупомянутых предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения.

Поскольку воздушный входной канал, как правило, проходит смежно двигателю, предлагается, чтобы указанный воздушный входной канал был получен из высокотермостойкого бисмалеимидного материала или смеси материала с его компонентом и добавки дополнительных материалов, в частности углеродных волокон. Помимо его высокой термостойкости этот материал обладает никой удельной массой и может быть просто адаптирован к различным конфигурациям воздушных входных каналов.

Безусловно, сохраняется возможность комбинирования меры, соответствующей настоящему изобретению двухпутевой подачи воздушного потока со стандартными обходными клапанами для подачи нефильтрованного обходного воздуха. Однако такой обходной клапан должен быть использован только при абсолютной аварийной ситуации так, чтобы избежать, если это вообще возможно, какого-либо потребления нефильтрованного воздуха для горения в двигателе.

Дополнительные преимущества, характеристики и варианты применения настоящего изобретения приведены в следующем описании, сделанном в связи с характерными вариантами осуществления, иллюстрируемыми на сопроводительных чертежах.

В описании, в формуле изобретения, в реферате и в сопроводительных чертежах используются термины и соответствующие ссылочные номера, используемые в списке ссылочных номеров, приведенном ниже.

Сопроводительные чертежи иллюстрируют следующее:

фиг.1 - вид сверху секции вертолета с направленным распространением двухпутевого воздушного потока с использованием двух воздушных входных каналов, на иллюстрации показанных в их закрытом состоянии;

фиг.2 - вид сверху секции вертолета с направленным распространением двухпутевого воздушного потока с использованием двух воздушных входных каналов, на иллюстрации показанных в их открытом состоянии;

фиг.3 - частичный поперечный разрез детали вертолета в области двигателя с направленным распространением двухпутевого воздушного потока, соответствующим дополнительному варианту осуществления настоящего изобретения.

В следующем описании и в сопроводительных чертежах с целью предотвращения повторения подобные ссылочные номера использованы для идентичных компонентов, при этом не требуется обеспечения дополнительной дифференциации.

В соответствии с фиг.1 в верхней части секции 1 вертолета имеется левое воздушное входное отверстие 2a и правое воздушное входное отверстие 2b, расположенное рядом с ним, причем оба воздушных входных отверстия используют при нормальной работе. Из окружающей среды поток воздух для горения поступает в двигатель 3a и двигатель 3b, расположенные внутри секции 1. Входной канал 4 первичного воздуха, который начинается у воздушных впускных отверстий 2a и 2b, проходит через коробку передач (не показанную подробно на иллюстрации) вертолета.

Для реализации концепции двухпутевого воздушного потока помимо воздушного входного канала 4, который ведет в центральный канал 7 вблизи двигателя, два дополнительных воздушных входных канала 8а и 8b, каждый с соответствующим фильтрующим элементом 9a и 9b крышки входного отверстия, расположены друг против друга на обеих продольных сторонах вертолета, продольные стороны которого проходят вдоль всей секции 1. Два воздушных входных канала 8a и 8b содержат высокотермостойкий бисмалеимидный материал, а на их концах, противоположных соответствующим фильтрующим элементам 9a или 9b крышек входных отверстий, они содержат впускные клапаны 10a или 10b.

Во время нормальной работы два впускных клапана 10a и 10b остаются в закрытом положении, как показано на иллюстрации.

В соответствии с фиг.2 два впускных клапана 10a и 10b находятся в их открытом положении, в котором в качестве заместителя подают сжатый воздух (см. стрелки) по центральному каналу 7 к двигателю 3a, 3b. В этом характерном варианте осуществления два впускных клапана 10a и 10b являются подвижными вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлических цилиндров (не показанных) между открытым положением и закрытым положением.

Начиная от воздушного входного отверстия 2a и 2b, воздух для горения, направляемый посредством воздушного входного канала 4, проходит за коробку 12 передач вертолета и через центральный канал 7 к двигателю 3a и 3b.

В случае аварийной ситуации, например блокировки воздушных входных отверстий 2a, 2b, два клапана 10a и 10b открываются, так что воздух для горения, требуемый двигателем 3a, 3b, может подаваться по воздушным входным каналам 8a и 8b.

В дополнительном характерном варианте осуществления, иллюстрируемом на фиг.3, показан только один дополнительный воздушный входной канал 8' для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом 9' крышки входного отверстия на внешней поверхности 5 секции 1 (только частично показанной на иллюстрации). В этой конструкции воздушный входной канал 8' разъемно соединен с противопожарной перегородкой 11, которая закреплена на двигателе 3'. Воздушный входной канал 8' по существу имеет коробчатую конфигурацию и находится между внешней поверхностью 5 и коробкой передач 12.

В этом характерном варианте осуществления впускной клапан 10' с возможностью поворота соединен с воздушным входным каналом 8' посредством шарнира. Когда фильтрующий элемент 9' входного отверстия блокируется, впускной клапан 10' открывается как результат приведения в движение, так что в качестве заместителя воздух для горения может поступать в двигатель 3' по дополнительным воздушным входным каналам 2' и 8'. Это состояние блокировки или повышенного засорения фильтрующего элемента 9' крышки затем детектируется посредством датчика 13 давления, который размещен на воздушном входном канале 8'.

Фильтрующий элемент 9' крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму 14, которая окружает плоский корпус 15 фильтра. Корпус фильтра содержит защитную решетку 16, по меньшей мере, на внешней стороне.

СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ НОМЕРОВ

1 - секция

2 - воздушное входное отверстие

3 - двигатель

4 - воздушный входной канал

5 - внешняя поверхность

7 - центральный канал

8 - воздушный входной канал

9 - фильтрующий элемент крышки входного отверстия

10 - впускной клапан

11 - противопожарная перегородка

12 - коробка передач

13 - датчик давления

14 - соединительная рама

15 - корпус фильтра

16 - защитная решетка.

1. Устройство для подачи воздуха для горения к двигателю (3а, 3b) летательного аппарата, содержащее воздушный входной канал (4), который проходит между внешней поверхностью (5) летательного аппарата и двигателем (3а, 3b), расположенным во внутренней области, причем воздушный входной канал (4) начинается от воздушных входных отверстий (2а, 2b), расположенных в области внешней поверхности (5), отличающееся тем, что, с целью реализации концепции двухпутевого воздушного потока, по меньшей мере, один дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') ведет из другой точки на внешней поверхности (5) к двигателю (3а, 3b), при этом подача воздуха к двигателю (3а, 3b) в случае блокировки в воздушных входных отверстиях (2а, 2b) переключается на дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') в соответствии с устройством управления.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что устройство управления для переключения подачи воздуха открывает соответствующий впускной клапан (10а, 10b; 10'), каждый посредством, по меньшей мере, одного дополнительного воздушного входного канала (8а, 8b; 8').

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что впускной клапан (10а, 10b) является подвижным вдоль рельсовой направляющей посредством гидравлического цилиндра или электрического линейного привода между открытым положением и закрытым положением.

4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что впускной клапан (10') крепится так, чтобы поддаваться повороту на шарнире.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блокировка воздушного входного отверстия (2а, 2b) поддается определению посредством датчика (13) давления, который размещен в этом положении и который соединен с электронным устройством управления, посредством определенного порогового значения давления.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что два дополнительных воздушных входных канала (8а, 8b), каждый с соответствующими концевыми фильтрующими элементами (9а, 9b) крышки входного отверстия, расположены друг против друга на обеих продольных сторонах внешней поверхности (5), продольные стороны которой проходят вдоль всего летательного аппарата.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что один дополнительный воздушный входной канал (8') для каждого двигателя с соответствующим концевым фильтрующим элементом (9') крышки входного отверстия расположен в верхней части внешней поверхности (5).

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8') для каждого двигателя разъемно соединен с противопожарной перегородкой (11), которая прикреплена к двигателю (3').

9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8а, 8b) содержит высоко термостойкий бисмалеидный материал.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что, по меньшей мере, один воздушный входной канал (8а, 8b) содержит высокотермостойкий бисмалеидный материал.

11. Устройство по п.7, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.

12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.

13. Устройство по п.9, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.

14. Устройство по п.10, отличающееся тем, что фильтрующий элемент (9') крышки входного отверстия содержит замкнутую соединительную раму (14), которая окружает плоский корпус (15) фильтра, который содержит защитную решетку (16), по меньшей мере, на внешней стороне.

15. Устройство по п.1, отличающееся тем, что дополнительный воздушный входной канал (8а, 8b; 8') содержит соответствующий дополнительный фильтрующий элемент (9а, 9b) крышки входного отверстия.

16. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждое воздушное входное отверстие (2а, 2b) содержит дополнительный фильтрующий элемент крышки входного отверстия.

17. Вертолет с двигателем, приводящим во вращение несущий винт, который содержит устройство для подачи воздуха для горения по одному из предшествующих пп.1-16.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям с задним расположением незакапотированного винтовентилятора. .

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к газоочистным устройствам и может быть использовано для очистки забираемого из атмосферы воздуха и подготовке его к подаче в компрессоры газотурбинных двигателей (ГТД), применяемых в качестве приводов, например, газоперекачивающих агрегатов, газотурбинных электростанций для защиты лопаточного аппарата от абразивного износа.

Изобретение относится к воздухоочистительным устройствам и может использоваться в составе газоперекачивающего агрегата с газотурбинной установкой (ГТУ). .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в газоперекачивающих агрегатах (ГПА) с газотурбинным двигателем (ГТД) в качестве привода для центробежного нагнетателя.

Изобретение относится к области авиации, в частности к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей

Изобретение относится к способу изготовления звукопоглощающей панели, в частности, для гондолы авиадвигателя, причем панель содержит по меньшей мере одну ячеистую сердцевину, которая с одной стороны покрыта воздухонепроницаемым наружным покрытием, тогда как покрытие с другой стороны, т.е

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя (ТРД) с воздухозаборником, направляющим воздушный поток к вентилятору ТРД, и центральным отсеком, который охватывает указанный вентилятор и к которому прикреплен воздухозаборник

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов
Наверх